uçus performansi planlama

8/19/2019 Uçus Performansi Planlama

1/41

91

030 Uçu Performans ve Planlama

İçindekiler

BÖLÜM 1 : Arlk ve Denge

BÖLÜM 2 : Kalk

BÖLÜM 3 : İni

BÖLÜM 4 : Uçuta


2/41

92

BÖLÜM 1

1.0 Ağrlk ve Denge

JAR-OPS 1 Bölüm J, kütle ve ağırlık merkezinin onaylı uçuş veya işletim manuellerindeki limitlere uygunolmasını gerektirmektedir. Bu limitlere uygunluğun sağlanması 1. pilotun sorumluluğudur.

1.1 Snrlamalar

Kütledeki sınırlamalar güç ve performans; CG sınırlamaları ise stabilite ve uçuş kumandaları açısındanönemlidir.

1.1.1 Aşr Yüklemenin Etkileri

a. Performans azalması

- İniş ve kalkış mesafeleri artar.

- Tırmanış oranı azalır.

- Menzil ve havada kalış azalır.

- Maximum hız azalır.b. Stoll süratinin artması

c. Manevra kabiliyetinin azalması

d. Lastik ve frenlere binen yükün artması

e. Yapısal emniyet marjlarının azalması

1.1.2 CG’nin Uçuşta Yer Değiştirmesi

Uçuş süresince CG’nin limitler içinde kalmasına dikkat edilir ancak yakıt ve yağ tüketimi, uçak içindeki yolcuhareketleri, paraşütçü veya yük atılması vb. Nedenlerle CG yeri değişmesi kaçınılmazdır.

1.1.3 Tanmlar

CG (Ağrlk Merkezi): Uçağın hem havada hem de yerde stabilitesini (istikrarını) etkileyen denge noktasıdır.

CG Limitleri: Uçağın uçmasına izin verilen en ileri ve en geri CG pozisyonlarıdır. Bu limitler imalatçı tarafındanbelirlenir ve uçuş manuelinde belirtilir. Limitlere uyulması zorunludur.

CG Datum Noktas: İmalatçı tarafından belirlenen ve CG ile ilgili tüm ölçümlerin kendisine göre yapıldığınoktadır. CG limitleri datum noktasına göre belirlenir.

Kol: CG datum noktasından, bileşenlerin ağırlık orta noktasına kadar olan mesafedir. Datumun arkasında o lan

kollar pozitif, önünde olanlar ise negatif olarak adlandırılır.


3/41

93

Moment: Datum etrafnda dönen bir kütlenin dönü etkisi arlk ile kolun çarpm ile elde edilir. Kol pozitif veyanegatif olabilecei için, pozitif kol momentin pozitif olmasna, negatif kol ise momentin negatif olmasna neden

olur.

Şekil – 2.1 Pozitif ve Negatif Balans Kolları

Yükleme İndexi: Arlk- balans ölçümlerini basitletirmek için kullanlan ekildir.

Kuru İşletim İndexi ( DOI ): Kuru iletim arlnda CG’nin yerinin belirlenmesinde kullanlan indextir.

Esas Boş Kütle ( BEM ): Ana uçak arlna ek olarak kullanlmayan ya ve yakttan oluan kütledir.

Kuru İşletim Kütlesi (DOM ): Tüm yakt ve trafik yüklemesi hariç uçan belirli bir uçu için hazr olduundatoplam kütlesidir. Bu kütle unlar içerir :

- Mürettebat ve bagajlar

- Yemekle ilgili ikram malzemeleri ve yolcu servis teçhizatlar

- Tuvalet kimyasallar

İşletim Kütlesi ( OM ): DOM + yakt kütlesidir. Fakat trafik yüklemesini içermez.

Trafik Yükü: Yolcu, yük ve bagaj toplamdr.

Faydalı Yük: Trafik yükü + kullanlabilir yakt.

Sıfır Yakıt Kütlesi ( ZFM ): Kuru iletim kütlesi + trafik yükü

Maksimum Sıfır Yakıt Kütlesi ( MZFM ): Bir uçan kullanlabilir yakt olmadan izin verilen maksimumkütlesidir.

Kalkış Kütlesi ( TOM ): Uçan kalk koturmasnda içindeki her eyle birlikte tüm arldr.

Maksimum Yapısal Kalkış Kütlesi ( MTOM ): Kalkta izin verilen maksimum toplam uçak kütlesidir.

Maksimum Yapısal İniş Kütlesi ( MLM ): Normal artlarda inite izin verilen maksimum toplam kütledir.

Maksimum Rampa Kütlesi (Maksimum Yapısal Taksi Kütlesi): Yerde harekete balayabilmek için onaylananmaksimum kalk kütlesinden daha yüksek olmas, motor çaltrma ve takside kullanlacak yakt içindir.


4/41

94

1.1.4 Techizat Listesi

Uçaklar için gelitirilen teçhizat listesi ve çkarlabilen ekipmann kütle ayrntlar, iletmeciye belirli bir uçu içinkütle – balans ayarlamas konusunda yardmc olur.

1.1.5 Yakıt Kütlesinin Ölçümü

Yakt kütlesi, gerçek yoğunluk veya özgül ağrlk kullanlarak hesaplanr. Gerçek yoğunluk bilinmiyorsa, iletimmanuelinde yer alan standart yoğunluklar kullanlabilir.

Yakt, uçağa verilirken ölçülür ve imperial galon, US Galon veya litre gibi değiik birimlerle ifade edilir. Bubirimler yük kartna ilenirken pound veya kg’ a çevrilmelidir.

Aağdaki ekil hacmi kütleye çevirmede kullanlan basit bir yöntemdir. Ok yönünde ilerlerken çizginin üst ksmçarplr, okun ters istikametinde ilerlerken bölünür.

Şekil – 2.3 Değişim kartı

NB. Çevirim faktörlerinde ufak hatalar olabilir.

1.2 CG Yerinin Limit Dışı Olmasının Etkileri

CG pozisyonunun normalin dnda olmas kontrol kuvvetlerini, stabiliteyi, manevra kabiliyetini ve performansetkiler.

1. CG ön limitin önünde ise;

a. Dengeleyici kuyruk yüklemesi ve büyük elevatör kumandas gerektirir. Bu durum, sürüklemeninartmas ve performansn azalmasna neden olur.

b. Artan kaldrma gücü ihtiyacndan dolay stall sürati artar.

c. Uzunluk eksenindeki stabilite artar.

d. Artan trim sürüklemesi nedeniyle menzil ve havada kal azalr.

e. Burun yukar yunuslama da zorluk yaanr.

2. CG arka limitin arkasında ise;

a. Uzunluk eksenindeki istikrariyet azalr. CG arka limitden daha da uzaklarsa uçak istikrarsz halegelecektir.

b. Spinden çk zorlar.

c. Extra sürüklemeden dolay menzil ve havada kal azalr.

d. Uçaktaki yukar yunuslama eğilimi nedeniyle süzülü açsn muhafaza zorlar.


5/41

95

1.3 Ağrlk Merkezinin Ölçümü

Ağırlık merkezinin yeri momentler esas alınarak bulunur. Ağırlık merkezine etki yapan toplam kütle datumnoktasında moment yaratır. Bilindiği gibi datum, imalâtçı tarafından belirlenen sabit bir noktadır.

Şekil 2.4 CG Datum, Kol ve Ağırlık

Datum’ a göre toplam moment : M x d

Toplam moment, kütle bileşenlerinden her birinin datumdan olan uzaklıklarının çarpımı ile elde edilen değerlerintoplamından elde edilir. Yani,

Toplam moment = ( M1 x d1 ) + ( M2 x d2 ) + ( M3 x d3 )

Şekil – 2.5 Ağırlık, Kol ve Moment

Yukarıdaki hesaplamalarda kullanılan datum noktasının uçağın burnunda olduğu ve bu nedenle tümmomentlerin pozitif olduguna dikkat edilmelidir. Çünkü tüm kütleler datumun gerisindedir. Eğer datum noktasıuçağın başka bir yerinde ise, pozitif ve negatif momentler aynı yöntemle matematik olarak toplanır.


6/41

96

Şekil – 2.6 Pozitif ve Negatif Kollar ve Momentler

Şekil 2.6 dikkate alndğnda toplam moment ;

( M1 x – d1) + ( M2 x -d2) + ( M3 x d3 ) + ( M4 x d4 ) olacaktr. Ve ayrca ağrlk merkezinin yeri de şu formülkullanlarak bulunabilir.

Ağrlk merkezinin yeri = Toplam moment

Toplam kütle

1.3.1 BEM (Basic Empty Weight) İçin CG (Centre of Gravity) Ölçümü

Yukarıdaki prosedür, BEM ( Temel Boş Kütle ) hesaplamasında CG nin yerini bulmak için kullanılabilir.

Şekil – 2.7 Ana boş ağırlığın hesaplanması


7/41

97

Örnek;

Yer Kütle ( lb.) Kol Moment

Burun tekeri 500 -20 -10.000Sol ana teker 2000 +30 +60.000Sağ ana teker 2000 +30 +60.000Toplam kütle = 4.500 toplam moment = +110.000

CG = 110.000/ 4.500 = 24.4 ( datum’ un 24.4 inch gerisinde )

1.3.2 Yüklü Kütle İçin CG Ölçümü

Bo esas kütle (BEM) için CG belirlendikten sonra, aynı prensiple kalkı ve ini için yüklü kütle CG’ si ölçülebilir.

1.3.3 Yüklü Kütle Ölçüm Prosedürü

Hafif uçaklarda, uçağın ağırlık-balans kayıtlarına eklenen BEM ve CG, yükleme ölçümlerinde başlangıç noktasıolarak kullanılır. Taşıma amaçlı kullanılan büyük uçaklarda ise bunların yerini DOM ve CG alır. DOM, BEM’ emürettebat ve özel ekipmanın eklenmesi ile bulunur.

1. Kütle sütununa, istenen BEM veya DOM değeri girilir.2. ZFM ve TOM’ a ulaşmak için listedeki tüm kütleler eklenir. Bu yapılırken değerlerin sınırlar içindeolduğuna dikkat edilir.

3. “Kol” sütunlarında her bir maddenin değeri girilir. Datum’ un gerisinde olan kollar pozitif, önünde olanlarnegatif olarak alınır.

4. Her bir moment ölçülür. Pozitif bir kütleyle negatif kolun çarpımının negatif moment vereceğiunutulmamalıdır.

5. Momentlerin toplamı belirlenir.6. CG’nin datum’dan mesafesini bulmak için kalkış toplam momenti, kalkış kütlesine bölünür.7. CG’nin yerinin limitler içinde olduğu görülür.8. Yakıt ve trafik yükünün kullanımı ayarlandıktan sonra iniş kütlesi ve CG’si belirlenir.

NOT: Büyük yolcu uçaklarında normal uygulama, kalkış ve sıfır yakıt kütlesinde CG’nin yerini belirlemektir.

Bunun nedeni CG’ nin bu iki değerinde limitler dahilinde olması uçuş boyunca limitler dahilinde kalacağınıgöstermesidir. Bazı gelişmiş uçaklarda iniş takımlarında bulunan güç çevriciler sayesinde uçak ağırlığı belirlenipFMS’ e gönderilmektedir.

1.3.4 Yük Kartının ( KÜTLE – BALANS DÖKÜMANI ) Doldurulması

Yük kartı, DOM ve CG yerini gösteren listenin en basit biçimidir. Bu liste sayesinde kalkış kütlesi ve CG’ nin yeribelirlenebilir.

Yük kartı, her uçak tipi için ayrı olup her uçuştan önce doldurulmalıdır. JAR – OPS 1 Bölüm J tarafından zorunlukılınan bu kart bazı zorunlu bilgileri içermektedir.

1. Uçak kayıt ve tipi2. Uçuş no3. Kaptan Pilotun adı4. Kartı dolduran kişinin adı5. DOM ve CG’ nin yeri6. Kalkış ve seyahat yakıtı kütlesi7. Yakıt dışında diğer harcanacak materyaller 8. Trafik yükü, yolcular, bagaj, kargo9. Kalkış, iniş, sıfır yakıt kütleleri10.Yük dağılımı11.Uçağın CG’ si12.Kütle ve CG sınırları

Aşağıdaki değerlerin kullanılarak tek motorlu piston uçak için kalkış kütlesi ve CG’ sinin hesaplanması:- BEM 2415 lb.- Ön koltukta oturanlar 340 lb.- Arka koltuk yolcuları 340 lb.- Bagaj 200 lb.


8/41

98

- Çaltrmada yakt 60 US gal- Yolculuk yakt 40 US gal

Kütle ve balans kollarna ilikin veriler tablodaki gibi yükleme kartna girilir. Kollarn kütlelerle çarpm sonucuelde edilen momentler, moment sütununa yazlr.

Yakt kütle olarak değil de miktar olarak verildiğinden kart tamamlamadan önce kütleye çevrimin yaplmasgerekir.

Kalk ve ini CG’ leri aağdaki yöntemler ile belirlenir.

Kalkış CG’si :

a. Kütle sütununda TOM’a kadar olan değerler toplanr.( ZFM : 3295 lb → Rampa Kütlesi : 3655 lb →TOM : Rampa Kütlesi – Çaltrma / Taxi Yakt : 3655 – 13 =3642 lb )

b. MZFM, MSTM ve TOM limitleri kontrol edilir.c. ZFM, Rampa kütlesi ve TOM için toplam momentler bulunur. (ZFM Moment : 284286 lb, Rampa kütlesi

momenti : 284286 + 27000 = 311286 lb, TOM momenti : 311286 – 1000 = 310286 lb)

d. CG’ nin yerini belirleyebilmek için TOM momenti, TOM’ a bölünür. ( TOM CG = 310290 / 3642 = 85.2İnch datumun gerisinde )e. Hem ZFM’ de hem de TOM’ da CG’ nin pozisyonunun limitler içinde olduğu kabul edilir.

İniş GC’ si :

a. Yolculuk yakt kütlesi, yakt kolu ile çarparak yakt momenti bulunur. Hafif uçaklarda yakt kolu, kalk CG’sinin ölçümü srasnda kullanlan kolla ayndr. Büyük uçaklarda ise bu kol, harcanan yakt miktaryla birliktedeğiiklik gösterir.

b. Kütle sütununda, ini kütlesini belirlemek için yolculukta kullanlan yakt TOM’ dan çkarlr. ( ini kütlesi : 3642 – 240 : 3402 lb)c. İniş kütlesinin limitler dahilinde olduğunu görmek için işletim manueli kontrol edilir.d. Momentler sütununda iniş momentini belirleyebilmek için, yakıt momenti TOM momentine eklenir veya

çıkarılır. (hangisi uygunsa) Moment : 310286 –

[240 x 75] = 310286 –

18000 = 292286 lbe. Eğer ZFM’ de ağırlık merkezi limitler içindeyse, normal olarak iniş CG pozisyonunu hesaplamaya gerekyoktur. Daha önce de belirtildiği gibi, CG uçuş boyunca limitler içinde olacaktır. Ancak hafif uçaklarda iniş CG’sini belirlemek için basit bir yöntemde kullanılır. Bu, iniş momentini iniş kütlesine bölmektir.


9/41

99

( İni CG’ si : 292286 / 3402 = 85.9 inch datum’ un gerisinde )

Tek motorlu piston motorlu uçaklar için CG ayn zamanda “Arlk merkezi zarf “ denilen bir sistemle debulunabilir. Bu zarf, kütle ve CG limitlerinin grafik olarak sunulmasdr. Grafiin dikey ekseni pound olarakkütleyi; yatay ekseni ise inch olarak CG pozisyonunu gösterir.

Şekil – 2.8 SEP 1 CG zarfı

Örnek;

Aadaki verilere göre kalk ve ini kütlelerini hesaplayn.

Uçu süresi : 01.30Maksimum kalk kütlesi : 2245 lbMaksimum ini kütlesi : 2100 lbCG limitleri : datumun ilerisinde 2 inch, datumun gerisinde 6 inchYakt tüketimi : 7 US galon / hYa tüketimi : 1 US Kuart / h

MADDE KÜTLE (lb) KOL (inch)

Ana kütle 1275 - 5

1 – 2 koltuklar 340 - 2

3 – 4 koltuklar 170 + 30

35 US galon fuel + 2

(özgül arlk : 0.72)

8 kuart ya - 48

(özgül arlk : 0.9)

Bagaj 45 + 70

Öncelikle ya ve yaktn kütleleri bulunur.


10/41

100

Yakt : 35 / 1.2 x 0.72 x 10 =210 lb

Ya : 8 / 4 / 1.2 x 0.9 x 10 = 15 lb

MADDE KÜTLE (lb) KOL (inch) MOMENT

DOM 1275 - 5 - 6375

1 – 2 koltuklar 340 - 2 - 680

3 – 4 koltuklar 170 + 30 + 510035 US galon Yakt 210 + 2 + 420

8 kuart Ya 15 - 48 - 720

Bagaj 45 + 70 + 3150

Kalkış kütlesi: 2055 lb, Kalkış momenti : + 895

Kalkış CG’ si: 0.435 inch datumun gerisinde (limitler içinde)

İniş CG’ sinin hesaplanması:

01. 30 saatlik uçuşta harcanan yakıt: 1.5 x 7 / 1.2 x 0.72 x 10 = 63 lb01. 30 saatlik uçuşta harcanan ya: 1.5 x 0.25 / 1.2 x 0.9 x 10 = 2.8 lb

İniş kütlesi: 2055 – 63 – 2.8 = 1989.2 lb

İniş momenti: Kalkış momenti – yakıt momenti – ya momenti

: + 895 – ( 63 x + 2 ) – ( 2.8 x (- 48) )

: + 903

İniş CG’ si : + 903 / 1989.2

: + 0. 454 inch datumun gerisinde ( limitler içinde )

1.3.5 Ortalama Aerodinamik Kordonun Yüzdesi Olarak CG ( MAC )

Önceki örneklerde CG’ nin yeri ve limitleri datum noktasından mesafe olarak verilmişti. Bir başka yöntemdebunları ortalama aerodinamik kordonun yüzdesi olarak hesaplamaktır.

MAC’ ın uzunluu datumdan sabit bir mesafedir. CG her zaman MAC’ ın hücum kenarından yüzde olarakhesaplanır. “ % 25 MAC “ ifadesi CG’ nin hücum kenarından geriye doru toplam hat uzunluunun ¼’ ündebulunduunu gösterir.

A: CG’ nin datumdan olan mesafesi

B: MAC hücum kenarının datumdan olan mesafesi

C: MAC uzunluu

MAC’ ın yüzdesi olarak CG : A – B x 100 / C


11/41

101

Şekil – 2.9

Örnek;

MAC uzunluğu = 152 inch

MAC hücum kenarı = Datumun 40 inch gerisinde

CG = Datumun 66 inch gerisinde

MAC’ ın yüzdesi olarak CG = ?

= 66 – 40 x 100 / 152

= % 17.1

CG’ nin Ayarlanması

Eğer uçuşun herhangi bir aşaması için CG limit dışında hesaplanırsa yük, ayarlama yapılana kadarkaldırılmalıdır. Bu iki şekilde yapılabilir:

a. Uçaktaki yükün, bagajın yada yolcunun yerini değiştirerek

b. Kütle ekleyerek veya çıkararak


12/41

102

1.3.6 Kütlenin Yer Deiştirilmesi Suretiyle CG Ayarlaması

ekil - 2.10 Kütlenin yer deiştirmesi

Şekil’ e bakldğnda ilk ölçülen CG’ nin “a” inch kadar, ikinci ölçülen CG’ nin ise “b” inch kadar datumungerisinde olduğu görülür. CG’ yi limitleri içine çekebilmek için “m” bagaj A bölümünden B bölümüneaktarlmtr. Bagajn kütlesine “m” dersek, moment değiimi m x d olur.

Uçağn toplam kütlesine “M” dersek “a” inch kadar gerideki CG için toplam moment M x a olur. CG’ nin limitleriçinde olmas için “b” inch kadar geriye çekildiğinde ise yeni toplam moment M x b olacaktr. Bu durumda M x b

– M x a = M ( b – a )

ve M (b – a) = m x d

m x d = M x cc

Örnek;

Bir uçağn CG limitleri – 4 ile + 3 inch tir. Aağdaki yükleme verilerini kullanarak ne kadarlk bir yükün yerdeğitirilmesi gerektiğini hesaplayn ?

MADDE KÜTLE (lb) KOL(inch) MOMENT

Ana bo kütle 2800 + 2 5600

Mürettebat 340 - 20 - 6800

Yakt 600 + 10 6000

Ön kargo bölümü 0 - 70 0

Arka kargo bölümü 150 + 80 12000

Toplam kütle: 3890 Toplam moment: 16800

CG: 16800 / 3890 = 4.32 inch( limit d)

Limit d oran = 1.32 inch

Bu durum yükün arka bölmeden ön bölmeye 150 inch lik bir mesafeye aktarlmasyla çözülebilir. Yük miktar uformülle belirlenir.

m x d = M x cc

m x 150 = 3890 x 1.32

m = 34.232 lb


13/41

103

1.3.7 Kütle Çıkararak veya Ekleyerek CG Ayarlaması

ekil – 2.11 Kütle ekleme veya çıkarma

CG yük ekleyerek veya çkararak ayarlanabilir. CG ayarlamasnda kullanlan ek yüke safra ayarlamas denir.Gereken minimum safra u ekilde hesaplanr :

Şekil 2.11 dikkate alınırsa, ölçülen CG datumun “X” inch kadar gerisinde olduu görülür. leri CG limiti datum’ ungerisinde “Y” inch’ lik bir mesafededir. CG’ nin limitlere çekilebilmesi için safranın “ Z “ mesafedeki “B” bölmesinekonulması gerekir. Safranın kütlesine m, toplam uçak kütlesine M dersek, yeni toplam moment (M+m) x Y olur.

Yeni toplam moment = Eski toplam moment + kargo momenti

(M+m) x Y = (M x X) + (m x Z)

CG ayarlaması amacıyla yük çıkarırken de aynı mantık izlenir. Ancak bu kez “+” yerine ” –“ kullanlacaktr.

Yeni toplam moment = Eski toplam moment – kargo momenti

Örnek;

CG limitleri = 84 – 96 inch

YÜKLEME VERLER

MADDE KÜTLE (lb) KOL (inch) MOMENT

Ana kütle 1250 80 10000

Mürettebat 340 82 27880

Yakt 300 72 22500

Bagaj 0 140 0

Toplam 1890 150380

CG = 150380 / 1890 = 79.6 inch datumun gerisinde

4.4 inch’ lik limit d olan CG’ yi ön limiti olan 84 inch’ e getirebilmek için eklenmesi gereken safra kaç lb’ dir?

Yeni toplam moment = Eski toplam moment + kargo momenti

(1890 + m) x 84 = (1890 x 79.6) + (m x 140)

m = 148.5 lb

Safra eklemesinde dikkat edilmesi gereken husus, toplam kütlenin, maksimum kalk ve ini kütlelerinigeçmemesidir.


14/41

104

BÖLÜM 2

2.0 Kalkış (Take-Off)

2.0.1 Tanımlar

Uluslararası Standart Atmosfer ICAO döküman 7488/ 2 de tanımlandıı gibidir :

a. Kuru bir havab. Deniz seviyesinde sıcaklık 15 ºC,

c. Deniz seviyesinde basınç 1.013250 x 105 Pa (29.92 Hg) (1013.2 Mbar)

d. Sıcaklık deniz seviyesinden irtifaya çıkıldıkça her 1000 feette 1.98 ºC azalır.

e. Younluk deniz seviyesinde, normal koşullar altında 1.2250 kg / m3

Kritik Motor: Arızalandıında uçaın performansını en çok etkileyebilecek motor.

Kirli Pist: Kullanılan gerekli uzunluk ve genişlik dahilinde kalan pist yüzey alanının (izole alanlarda olsunolmasın ) % 25 ‘ inden daha fazlası aşaıdakilerle kaplı olduunda pistin kirli olduu düşünülmektedir :

a. 3 mm’ den (0.125 inch ) daha derin yüzey suyu veya 3 mm’ den daha derin suya eşdeer çamur veya

gevşek kar;

b. Daha fazla sıkışmaya karşı dirençli katı bir kütleye dönüşmüş ve kaldırıldıında daılmayacak veya

topak parçalara ayrılacak kar (sıkı kar) ; veya

c. Nemli buz dahil olmak üzere buz.

Nemli pist: Yüzey kuru olmadıında, ancak yüzey üzerindeki nem ona parlak bir görünüm vermediinde pistnemli olarak düşünülmektedir.

Kuru Pist: Kuru bir pist nemli veya kirli olmayan ve oluklu veya delikli kaldırımla özel olarak hazırlanan ve nembulunduu zaman bile “iyice kuru” fren etkisi salayacak şekilde bakımı yapılan kaldırım döşenmiş pistleri içerenbir pisttir.

Kalkış Ağırlığı: Uçaın kalkış aırlıı, uçaın kalkış hareketinin başlangıcında taşınan her şeyi ve herkesiiçeren aırlık olarak düşünülecektir.

Mevcut Hızlanma ve Durma Mesafesi – ASDA (Accelarate and Stop Distance Available): Mevcut kalkışkoşu mesafesi artı stopway mesafesidir.

Mevcut İniş Mesafesi – LDA (Landing Distance Available): İlgili otorite tarafından yayınlanmış ve inenuçaın yerdeki koşusu için yeterli şartları taşıyan mevcut pist uzunluudur.

Mevcut onaylı yolcu koltuğu konfigürasyonu: Pilot koltukları ve kabin mürettebatı koltukları hariç olmaküzere işletici tarafından kullanılabilen, ilgili otorite tarafından onaylanan ve Uçuş manuelinde belirtilen bir uçaaait maksimum yolcu koltuu kapasitesidir.

Mevcut Kalkış Mesafesi – TODA (Take – Off Distance Available): Mevcut kalkış koşu mesafesi artı clearwayuzunluudur.

Mevcut Kalkış Koşu Mesafesi – TORA (Take – Off Run Distance Available): İlgili otorite tarafındanyayınlanmış ve kalkış yapacak uçaın yerdeki koşusu için yeterli şartları taşıyan pist uzunluudur.

Stopway (Durma Uzantısı): Yalnızca durma esnasında kullanılabilen ve pistle aynı özelliklere sahip pistuzantısıdır.

Clearway (Aşma Sahası): Bir hava alanında, uçakların belli bir yükseklie kadar ilk tırmanışını yapabilmelerineelverişli şekilde hazırlanmış veya seçilmiş, ilgili otoritenin kontrolü altında tutulan, dikdörtgen şekilde belirtilmişbir pist bitiminden itibaren başlayan ve genişlii en az 152 mt 500 ft). olan sahadır.


15/41

105

IAS (Indicated Air Speed): Uçak hz göstergesinde okunan iari hava hzdr.

CAS (Calibrated Air Speed): Hz göstergesinde okunan kalibre edilmi hava hzdr.

EAS (Equivalent Air Speed): Belirli bir hzdan sonra havann skabileceği kabul edilerek CAS ta yaplandüzeltmeden sonra elde edilen hzdr. MACH 0.3 den sonra havann sktrlabildiğinden dolay CAS , EAS dençok az oranda büyük olacaktr.

TAS (True Air Speed): Uçağn havaya göre düzeltilmi hzdr.

GS (Ground Speed): Uçağn yere göre hzdr.

Yedek meydan: Bir uçağn planlanan meydana ini yapamamas halinde uçağn gidebileceği ve uçu planndabelirttiği diğer bir meydandr.

2.0.2 Kısaltmalar

ASD: Mevcut durma mesafesi

BFL: Dengeli Alan uzunluğu TOD = ASD

EPR: Motor basnç oran

JAR: Ortak havaclk Gereklilikleri

M: Mach Number

MAP: Manifold hava basnc

TOD: Kalk mesafesi

TOR: Kalk kou mesafesi

VMC ( Min. Control Speed ): Uçağa kumanda verilebilecek minimum hzdr.

V1 (Kalkış Karar Hızı): Kalkta motor veya herhangi bir arza esnasnda pilotun kalka devam edipetmeyeceğine karar vereceği CAS cinsinden yer hzdr.

VEF (Arıza hızı): Motor arzasnn meydana geldiği andaki hzdr.

VR (Rotasyon hızı): Uçağn kalk için burnu kaldrmaya baladğ hzdr.

VLOF (Kalkış Hızı): Uçağn pistten tekerlek kestiği yani kalkn sağlandğ hzdr.

VS (Stall Hızı): Uçağn kontrolünün sağlanabildiği yani havada tutunabileceği minimum sabit uçu hzdr.

V2 (Emniyet Hızı): Emniyetli kalkn sağlanarak uçağn 400 feet’ e trmanmasn sağlayan hzdr.

V3 : Bütün motorlar çalr durumda ilk trmanma sürati

VTYRE (Max. Tekerlek Hızı): Tekerlekler belirli bir dönme hzna dayanabilecek ekilde üretilir. Bu hzaldğnda tekerlekler üzerine etkiyen s ve basnçtan dolay tekerleğin patlama olaslğ ortaya çkar.

VMBE (Max . Fren Hızı): Kalk annda fren yapldğnda uçağn sahip olduğu kinetik enerji s enerjisine

dönüür ve frenler snr. Frenlerin dayanabileceği maksimum scaklğa göre bir maksimum hz söz konusudurve uçak bu hzn üzerinde iken fren yapamaz.


16/41

106

VA (Dizayn Manevra Hz)

VB (Max. Hamle Dizayn Hz)

VC: Dizayn seyrüsefer hz

VD – MD: Dizayn dalış hızı

VF: Dizayn flap hızı

VFE: Maksimum flap koyma hızı

VFTO: Son kalkış hızı

VLE: Maksimum iniş takımlarını açma hızı

VMCA: Havada minimum kontrol hızı

VMCG: Yerde minimum kontrol hızı

VMCL: İnişte ve yaklaşmada minimum kontrol hızı

VMO: Maksimum işletme kısıtlaması hızı

VREF: Referans iniş hızı

VT: Eşik hızı

VY: En iyi tırmanma oranı hızı

2.1 Kalkış (Take Off): Kalkış, bir hızlanma ve geçiş manevrası olarak tanımlanır. Kalkış rulesi esnasında uçak,yer tarafından taşınmakta olan bir vasıtaya geçiş yapar. Kalkışın başında bütün uçak ağırlığı tekerlek tarafındantaşınır; fakat uçak hızlandıkça, kanatlar kaldırma kuvvetine sahip olmaya başlarlar. Hız arttıkça, kanatlarıntaşıdığı uçak ağırlığı da artar, buna mukabil tekerleklerin taşıdığı ağırlık azalır. Uçak kalkış hızına eriştiği anartık bütün ağırlığı kanatlar taşır ve uçak yerden kesilmiş olur.

2.1.1 Uygun Mesafeler (Available Distances)

Mevcut Hızlanma ve Durma Mesafesi – ASDA (Accelarate and Stop Distance Available): Normalişletimlerde pistin elverişli uzunluğu. Fakat stopway’ in uçağın ağırlığını taşıyabilecek yapıda ve ilgili otoritetarafından yayınlanmış olması gerekir.

Mevcut Kalkış Mesafesi – TODA (Take – Off Distance Available): Mevcut kalkış koşu mesafesi artı clearwayuzunluğudur.

Mevcut Kalkış Koşu Mesafesi – TORA (Take – Off Run Distance Available): İlgili otorite tarafındanyayınlanmış ve kalkış yapacak uçağın yerdeki koşusu için yeterli şartları taşıyan pist uzunluğudur.


17/41

107

Şekil – 2.1

2.2 Akseralasyon Kuvvetleri (Accerelation Forces)

Newton’ un ikinci hareket kanununa göre bir cisim , sadece dengelenmemi bir kuvvete maruz kalncaivmelenir. Akselerasyon, dengelenmemi kuvvetin aksi yönündedir. Bu nedenle, kalk rulesi esnasnda biruçan akselerasyona sahip olabilmesi için, yatay olarak etki eden kuvvetlerin thrust yönünde bozulmuolmasna ihtiyaç vardr. Jet motorlarn ileri çekici kuvvetleri (Thrust) belirli bir irtifa ve RPM’ler için sabitkalmakta, pervaneli uçaklarn ileri çekici kuvvetleriise hz art ile azalmaktadr.

Şekil – 2.2

Kalk esnasnda kanatlar yere yaknbulunmaktadr. Yerin engel tekil etmesi nedeniyleile kanat ucu ve kanat firar gerisinde aa aklarazalr veya yok olur. Firar kenar gerisinde aaakn olmamas indükleme sürüklemesini de yokeder. Bu duruma “yer tesiri” ad verilir. Sürüklemekuvvetinin büyük bir ksm yukarda açklanan neden ile parazit sürükleme tekil eder. Sürüklemedeki ksmiazal ve yer tesirinden kaynaklanan, kaldrma kuvvetindeki hafif art kalk esnasnda tehlikeli olabilir.Kaldrma kuvveti arttndan, uçak normal uçu süratine ulamadan havalanabilir. Eer buna müsaade edilirse,uçak yerden kesildikten sonra sürükleme artacak kaldrma azalacak ve uçak stall olacak ve çökecektir.

Lastiklerin rule esnasnda piste temasndan meydana gelen sürtünme kuvveti (Ff) ile gösterilir ve bu kuvvete“dönme sürtünmesi” denir. Bu durumda dikey kuvvet, kanatlar tarafndan tanmayan uçak arldr.Tekerleklerin dönme sürtünme katsays ise, lastik tipine ve pistin yapsna göre 0.2 ile 0.3 arasnda bir deeresahiptir. Rule esnasnda uçan hz arttkça, kanat tarafndan tanan yük artar ve tekerleklere binen yükünazalmas dönme sürtünmesini azaltr. Uçak kalk hzna eritii zaman da, dikey kuvvet sfr olacandansürtünme kuvveti de sfr olur.

2.2.1 Kalkış ve İlk Tırmanış

a. İletici, kalk arlnn kalkn yaplaca havaalanndaki basnç irtifas ve ortam scakl için Uçak UçuEl Kitabnda belirtilen maksimum kalk arln amamasn salayacaktr.

b. İletici, Uçak Uçu El Kitabnda belirtilen çarpansz kalk mesafesinin aadakileri amamasnsalayacaktr:


18/41

108

1. 1.25 çarpanı ile çarpıldıında, mevcut kalkı pisti; veya

2. Durma yolu ve/veya engelsiz yol mevcut olduunda, aaıdakiler:i. Mevcut kalkı pisti;

ii . 1.15 çarpanı ile çarpıldıında, mevcut kalkı mesafesi; ve

iii. 1.3 çarpanı ile çarpıldıında, mevcut hızlanma-durma mesafesi.

c. Yukarıdaki (b) bendine uygunluu gösterirken iletici, aaıdaki hususları dikkate alacaktır:

1. Kalkı hareketinin balangıcında uçaın kütlesi;

2. Hava alanındaki basınç irtifası;

3. Hava alanındaki ortam sıcaklıı;

4. Pistin yüzey durumu ve pist yüzeyinin türü (Bkz. AMC OPS 1.530(c)(4) ve IEM OPS 1.530(c)(4));

5. Kalkı yönünde pist eimi (Bkz. AMC OPS 1.530 ( c ) (5) ) ;ve

6. Bildirilen kafa rüzgar unsurunun % 50 den fazla rüzgar olmaması veya kuyruk rüzgar unsurunun% 150 den az rüzgar olmaması


19/41

109

2.3 Kalkış Mesafesini Etkileyen Faktörler

2.3.1 rtifanın Etkisi (Altitude Effects): Kalk mesafesi gereksinimlerini tam olarak analiz edebilmek için kalkmesafesi ve kalk hz eitlikleri göz önünde bulundurulmaldr. Örnein, 5000 ft. yükseklikteki bir meydandankalk yapabilmek için bir uçan deniz seviyesindeki meydana nazaran daha uzun bir kalk rulesi yapmasgerekir. Meydan irtifas arttkça, kalk için Iüzumlu olan hakiki hava sürati ihtiyac da artar. Kalk süratininartmas ise kalk rulesinin uzamasna sebep olur. Dier yönden irtifa artnn, motor thrust’n da azalttunutulmamaldr. Net akselerasyon kuvveti irtifa artna bal olarak azalr, kalk mesafesi ise, thrust kaybntelafi edecek ekilde artar.

2.3.2 Ağırlığın Etkisi (Weight Effects): Arlktaki deiikliklerin hava younluundaki deiiklikler gibi, kalkmesafesi üzerinde bileik etkisi söz konusudur. Eer bir uçan kalk arl iki kat artarsa; kalk mesafesininde iki kat artaca varsaylabilir. Arlk, kalk hzn etkilemeseydi bu doru olurdu. Arln iki kat artmaskalk hznn karesinin deerini iki kat artrr. Bu deer eitlikte yerine konulduunda ve arlktaki artn etkiside göz önünde bulundurulduunda kalk mesafesinin, orijinal mesafenin dört katna çkt görülür. Arlnart ayrca tekerlein dönü sürtünme katsaysn da artrr; çünkü, arln art dikey kuvveti artrr. Budurumun sonucu olarak da net akselerasyon kuvveti azalr ve kalk rulesi uzar.

2.3.3 Rüzgarın Etkisi (Wind Companent Effect): Buraya kadar yaplan açklamalar da, rüzgar hz sfr kabuledilmiti; fakat bir kar rüzgar ile kalk yapld zaman, uçan kal mesafesi ksalr. Örnein, bir uçankalk hzna eit iddetle kardan rüzgar estiini kabul edelim. Uçan hiçbir akselerasyon yapmasna Iüzumkalmadan hava tarafndan tanmas mümkün olur. Bu durumda kalk rulesine ve kalk mesafesine ihtiyaç

olmaz. Hatta, uçan hakiki hava sürati kalk süratine eit olmasna ramen, yer sürati sfr olur.

Pistlerin inasnda, mahalli olarak en çok esen rüzgarlar dikkate alnr. Eer arkadan gelen rüzgar ile kalkyaplacak olursa, kar rüzgarn etkisinin aksine, rüzgar deerinin kalk hzna ilave ve ikisinin toplamnakaresinin alnmas gerekir. .Bu durum ise, pek tabi olarak kalk mesafesini önemli miktarda artrr.

Şekil – 2.6

2.4 Pistin Eğimi: Eer pist eimli ise, pist boyunca sürat artar ya da eksilir. Eer eim aa doru ise süratartacak ve kalk mesafesi ksalacaktr. Eer eim yukar doru ise hareket süratini azaltacak ve kalkmesafesini uzatacaktr.

2.3.1 Pist Yüzeyi: Düzgün bir pistte bile dönü hz sürtünmesi ve ini takm lastii sürtünmesi olacaktr. Eer

pist kar, sulu kar veya durgun su kapl ise ayrca ilave olarak sv rezistansndan dolay mukavemet olacaktr. Bumukavemet süratle birlikte Hydroplaning süratine kadar artacak daha sonra mukavemet azalacaktr. Eerkalktan vazgeçilirse ve fren kullanmak gerekiyorsa; frenin tesiri, slak pistte azalacaktr. Buz, kar, sulu kar,durma mesafesini büyük ölçüde arttracaktr.


20/41

110

Şekil – 2.7

2.3.2 Gövde Kirlenmesi: Verilen referans bilgileri kırağı, buz veya kar ile kirlenmiş uçağa göre verilmiştir.(kalkış anında). Eğer bu söylenenler uçak üzerinde varsa uçağın performansı azalacak, kalkış mesafesiuzayacaktır.

2.3.3 Flap Kullanımı: Flapın etkisi;

a. Kanadın CLmax ‘ı

b. Sürükleme

Flap açısının artışı CLmax arttıracak, stall ve kalkış süratini azaltacaktır.

Flap açısının artışı sürüklemeyi arttırarak, hızlanma süratini düşürecek ve kalkış mesafesini arttıracaktır.Başlangıçta flap açısının artışı kalkış mesafesini azaltacak, fakat belirli flap açısı kalkış mesafesini arttıracaktır.En verimli flap açısı, uçak tipine göre değişir.

Şekil –2.8

Flap kullanılışı tırmanış açısına da etki eder. Bu olay irtifa ve sıcaklıkla birlikte maksimum yüklemeye de etkieder. Flap açısı; kalkış yoluna, engel durumuna, tırmanış açısına göre tespit edilmiştir.

Flap açısının artışı sürüklemeyi de arttırarak, uçağın kalkış ağırlığına göre tırmanış açısınıda düşürecektir.Sıcak ve yüksek şartlarda ağırlık, irtifa ve sıcaklık şartlarına bağlı olarak flap açısını belirliyecektir. Daha fazlakalkış ağırlığı, daha düşük flap açısı kullanılarak elde edilir.


21/41

111

Şekil – 2.9 En uygun flap durumu

Kalk yolunda engel olduu tespit edilirse ve uygun kalk mesafesi normal kalk mesafesinden daha fazla ise,flap açsn minimumda tutarak daha iyi sonuç alnr. Bilinmeyen engel durumlarnda flab en büyük açdakullanmak daha iyi sonuç verecektir.

Şekil – 2.10 Mania aşma kleransı için en uygun flap


22/41

112

BÖLÜM 3

3.0 İniş (Landing)

İni, kalkn tersi olarak kabul edilebilir. İni rulesi esnasnda uçan hzlanaca yerde, yavalamas gerekir.Uçak hznn azalmas ile kanatlardaki kaldrc kuvvet azalacak ve arlk, tekerler tarafndan tanmayabalayacaktr.

3.1 İniş mesafesini etkileyen faktörler (Factors Effecting Landing Distance)

İnite dikkate alnmas gereken balca faktör, uçan kinetik enerjisidir. KE =½ MV2 eitliinde görüldüü gibi ,uçan arln veya hzn etkileyen her bir faktör uçan ini mesafesini hesaplarken dikkate alnmaldr.Kinetik enerji, eitlikten de görülecei gibi hzn karesi ile deitiinden uçan son yaklama hznn, mümkünolduu kadar düük olmas gerekir.

Şekil – 5.1 İniş mesafesi

3.1.1 Net Deselerasyon Kuvveti (Net Decelerating Force)

Deselerasyon kuvveti, akselerasyon kuvvetinin aksi yönündedir. Sürükleme ve sürtünme kuvvetinin önündegelien deselerasyon kuvveti, uçan yavalamasn salar. Deselerasyon kuvvetinin meydana gelebilmesi için,sürükleme ve sürtünme kuvvetinin toplamnn thrust’ tan daha büyük olmas gerekir. Uçak motorlarnn rölantideçalrken bile bir thrust kuvvetinin sürükleme ve sürtünme kuvvetleri tarafndan yenilenmesi (ortadankaldrlmas) gerekir. Bu maksatla baz uçaklara thrust ters yöne çeviren tertibat konmutur. Baz pervaneliuçaklarda da bu tertibat bulunur. Bu durumda ini mesafesi eitliindeki thrustn önündeki iaret (+) olur. Doalolarak, bu tertibatlar yavalatc kuvveti arttrr ve ini mesafesinin ksalmasn salar.

Baz uçaklarda, net deselerasyon kuvveti aerodinamik frenleme yapmak suretiyle arttrlabilir. Aerodinamikfrenleme, ini rulesi esnasnda sürüklemeyi arttrmaktan baka bir ey deildir. Sürükleme kuvveti hzn karesiile deitiinden , aerodinamik frenleme yalnz ini rulesi banda, yani uçak süratli iken etkilidir. Ksa bir pisteini yaplacaksa, aerodinamik frenlemenin dnda, tekerlek frenlerini de kullanarak sürtünme kuvvetini arttrmakgerekir.; bununla beraber, çok erken fren yapmamaya dikkat edilmelidir. İni rulesinin banda uçan arlnn

büyük bir ksm kanatlar tarafndan tandndan yeterli bir sürtünme elde edilmez. Ayn zamanda tekerleklastiklerinin kilitlenmesi ve anarak patlamas da mümkündür. Bu nedenle tekerlek frenleri kullanlmadan önceuçan yeteri kadar yavalam ve tekerleklerin uçak arln tamaya balam olmas gereklidir. Bu gaye ilebaz uçaklarn kanatlarnda Spoiler ler bulunur. Spoiler’ lerin açlmas ile kanatlardaki kaldrma kuvveti bozulurve arlk tekerlekler tarafndan tanmaya balar; tekerlek frenlerinin de böylece daha erken kullanlmasmümkün olur. Kanat flaplarnn ini rulesinde yukar alnmas, kanatlarn ürettii kaldrma kuvvetiniazaltacandan arln tekerlekler tarafndan tanmasna yardmc olur.

İnii müteakip bir uçan durabilmesinde pist yüzeyi önemli rol oynar. Islak veya buzlu pistlerde sürtünmekatsays çok küçük olduundan deselerasyon kuvveti de küçük olur. Bunun sonucunda durma mesafesi deartar. Pist yüzeyinin durumu RCR ( Runway condition Reading – Pist durumu belirleme) türünden belirtilir.Deselerometre ismi verilen aletlerle pistlerin kayganl tayin edilir. Pilotlar bu RCR deerini ve Pilot El Kitabnkullanarak tahmini bir ini mesafesini bulabilirler.

RCR deerleri hava durumu raporlarndan, hava tahmin istasyonlarndan ve ilgili hava trafik kontrolmerkezlerinden elde edilir. Pilotlarn, kaygan pistlere ini yaparken daha uzun mesafelere ihtiyaçlar olacan,belki de mevcut pist uzunluunun buna yetmeyeceini dikkate almalar gerekir.


23/41

113

3.1.2 Su Yastığı (Hydroplaning)

Yağılı havalarda ve yağıtan hemen sonra (yağı durumuna bağlı) pist üzerinde yapılan, gerek kalkı rulesindegerekse ini rulesinde karılaılan tehlikelerden önemli bir tanesi de su yastığı (hydroplaning) olayıdır. Suyastığının oluması için pist üzerinde 5 mm’lik su tabakası yeterlidir. Lastiğin dönüü ile lastik yüzeyindenayrılan ve sıçrayan sular lastik için ilave sürtünme gücü meydana getirecektir.

Sürat arttıkça, lastiğin yüzeyle temas noktasına basınç yaparak ve kalıplaan suyun ince sivri ucu, lastiğin

yüzeyle temas noktasına basınç yaparak hidrodinamik kaldırma kuvveti meydana getirmeye balar. Buna kısmisu yastığı denir. Sürat daha da arttıkça, belli bir yüksek sürate eriince, hidrodinamik kaldırma kuvveti lastiğintaıdığı dikey kuvvete eit olur ki, bu noktada lastik yüzey teması tam olarak kesilmi olur. Buna dinamik suyastığı denir. Bu durumda:

-Sürtünme sıfıra düer

-Tekerlek dönüü durur

-Frenler kullanılamaz

-İstikamet muhafaza edilemez

Şekil 1: Kısmi Su Yastığı (Hydroplaning) Şekil 2: Tam Su Yastığı (Hydroplaning)

SUYUN LASTİK İLE PİST ARASINDA SIKIŞMASI ESNASINDA LASTİK DÖNÜŞÜ DEVAM EDİYOR

Şekil 3


24/41

114

Su Yastıı hızını hesaplamak için kullanılan formül:

Minimum Tam Su Yastıı (total hydroplaning) hızı (knots) lastik hava basıncının(psı) kare kökünün 9 katınaeittir. :V = 9 √ P

3.1.3 İniş Rulesi Boyunca Sürat

Şekil 5’ de yere temastan duruncaya kadar, değişik mesafelerdeki süratleri göstermektedir. Her, ne kadar doğruolmasa da gösterimi kolaylaştırmak için deselerasyonun sabit olduğu kabul edilir. Her uçağın el kitabı o uçağaait bu konudaki doğru bilgiyi ihtiva eder. Eğer toplam iniş mesafesinin 8000 ft. olmasına ihtiyaç varsa ve yeretemas sürati 130 knot ise yarı mesafede sürat, yere temas süratinin yarısından fazladır.

Mesafenin yarıya düşmesi ile kinetik enerjinin yarıya düştüğü görülür. Sürat ise VTD / √2 olur. Böylece, pilot inişmesafesinin yarısına geldiğinde yere temas süratinin yarısından fazla bir süratte olacağını bilmelidir. Bunu bilenpilot uçağın yeteri kadar yavaşlamadığını düşünüp kasıtsız olarak aşırı frenleme yapmayacaktır.

Şekil – 5.2 İniş Rulesinde hız

İniş Hızı: Bir uçağın iniş hızı stol süratinin yaklaşık "1.3'' katıdır. Bu nedenle, stol hızını düşüren yüksekkaldırma vasıtaları aynı zamanda, iniş mesafelerini de kısaltır. İniş hızının azalması hem kinetik enerjiyi hem deIüzumlu iniş mesafesini küçültür. Yüksek rakımlı meydanlara inişlerde son yaklaşma hava sürati yüksekolduğundan, daha uzun iniş mesafelerine ihtiyaç vardır.

Rüzgarın Etkisi: Karşıdan gelen rüzgar, daha düşük bir son yaklaşma ve iniş süratine (yer süratine) sebep olur.

Tabii ki bu da (yere göre) kinetik enerjiyi ve dolayısıyla iniş mesafesini azaltır.

İniş Ağırlığı: Ağırlığın iniş mesafesine olan etkisi, tıpkı kalkış mesafesine olan etkisi gibidir. Ağırlığın azalmasıpist ihtiyacını da azaltır.

150

125

HIZ 100

(KNOTS)

75

50

25

0 1 2 3 4 5 6 7 8 9

İNİŞ HIZI – (FEET X 1 000)ekil 5


25/41

115

BÖLÜM 4

4.0 Uçuta

4.1 Uçua ve Aerodinamik Yapya Etki Eden Kuvvetler

Şekil – 2.3

Uçuş esnasında uçağa etki eden kaldırma (lift), yer çekimi (weight), ileri çekici kuvvet (thrust) ve gerisürükleyici kuvvet (drag) olmak üzere dört ana kuvvet vardır.

Kaldrma kuvveti kanatlarn altndan ve üstünden geçen hava akm vastas ile oluur. Kanadn ekliaerodinamik yap ile yakndan ilikilidir. Yerçekimi kaldrma kuvvetinin aksi istikamette meydana gelen birkuvvettir. İleri sürükleyici kuvvet, motor ve pervanenin meydana getirdiği bir kuvvet olup uçağın ileri gitmesinisağlayan bir kuvvettir. İleri sürükleyici kuvvetin gerisinde ise meydana gelen hava akımları ile değişiklikler

gösteren ve uçağın ileri hareketini çeşitli sebeplerle az veya çok etkileyen bir kuvvet oluşur ki bu kuvvete de gerisürükleyici kuvvet denir.

a. Yerçekimi (Weight):

Yerçekimi nedeni ile meydana gelen ve uçağı aşağı doğru çeken kuvvettir. Uçak havadan ağır olduğundanhavada tutunabilmesi için bu ağırlığı yenecek bir kuvvete sahip olması gerekir.

b. Kaldırma Kuvveti:

Toplam ağırlığı yenmek veya dengelemek için lüzumlu olan faydalı kuvvettir. Ağırlığın aksine uçağı yukarı doğruçeker ve havada tutar. Kaldırıcı kuvvet ileri kuvvet sonucu kanatların alt ve üst yüzeyleri arasındaki basınç

farkından doğmaktadır. Kaldırıcı kuvvet kanadın üzerinde meydana gelir. (Bernoulli prensibi). Kaldırıcı kuvvetetesir eden faktörler şunlardır;

-Hava kesitinin şekli, genişliği ve uzunluğu,-Hava akımının sürati (nisbi rüzgar)-Hücum açısı


26/41

116

Kanat kesitinin ekli, genilii ve uzunluu sabit olup pilot tarafndan deitirilemez. Sabit bir hücum açsnda,hava akmnn sürati arttrlacak olursa kaldrc kuvvette artar. Hava akm sabit iken hücum açs arttrlr isekaldrc kuvvet bir noktaya kadar devam eder, sonra stall olur. Bu durumda geri sürükleyici kuvvet ve yerçekiminedeni ile havada tutunma mümkün olmaz.

Kaldırma kuvvetinin özellikleri aşağıdaki şekilde özetlenebilir:

- Kaldrma kuvveti nisbi rüzgara diktir.

- Kaldrma kuvveti hücum açs ile artar.- Kaldrma kuvveti hücum açsnn stall durumu ile birden bire azalr.

- Kaldrma kuvveti nisbi rüzgarn artmas ile artar.

c. İleri Çekici Kuvvet (Thrust):

Kaldrma kuvvetinin doabilmesi için uçan tümü ile ileri doru hareket etmesi gerekir ki, bunu salayan

kuvvete ileri çekici kuvvet denir. Uçakta bu kuvvet motor gücü ile salanr.

Şekil – 2.4

d. Geri Sürükleyici Kuvvet (Drag):

Nisbi rüzgara paralel ve ayn yönde hareket eden bir kuvvettir. Kesit hava içinde hareket ederken nasl birkaldrma kuvveti meydana geliyorsa ve bu kaldrma kuvveti kesitin hücum açs ile deiiyor ise bu kanadnmukavemet göstermesi demektir. İte buna geri sürükleme kuvveti denir. Üçe ayrlr.

* Kanat geri sürüklemesi: Kanatta kaldrma kuvveti oluturmayan ksmlar vardr. Bunlar devaml kaldrmakuvvetine kar direnç gösterirler. Bu dirençleri asgariye indirmek için çallmaldr.

* Parazit sürüklemesi: Kaldrma kuvveti meydana getirmeksizin uçak üzerinde direnç gösteren ve süratindümesine neden olan ksmlardr. Pito tüpü, tekerlek gibi. Parazit sürüklemesi 3 ekilde görülür:

* Sathi sürükleme: Uçan hava ile temas eden bütün sath, ince bir hava tabakas ile kapldr ki buna snrtabakas denir. İte sath sürtünme serbest havann bu tabakadaki sürtünmesidir.

* Şekli sürükleme: Parazit sürüklemenin uçan eklinden dolay oluan bir sürüklenmedir.

* Taciz (ara tesir) sürüklemesi: Bu sürükleme uçak üzerinde birbirine çok yakn konmu ksmlardan geçenhava akmnn birbirine kararak bir anafor meydana getirmesidir. Örnein; kanada taklan bir roketin veyaharici yakt deposunun oluturduu hava akm gibi.


27/41

117

Şekil – 2.5 Sürate bağlı olarak güçlerin değişimi

* Soğutucu sistemler sürüklemesi: Bu sistemlerde motorun soğumasına yardım eden radyatör hava alıkları,motor kaportaları gibi doğal dizayn yapılanmasından oluan sürüklenmedir.

* Sürükleme kuvvetinin özellikleri aşağıdaki şekilde özetlenebilir:

- Nisbi rüzgara paralel ve aynı yöndedir.

- Hücum açısı ile artar.

- Hücum açısının stall durumunda birden bire artar.

4.2 Düz Uçuşta Güçler Dengesi

Şekil - 4.1 Düz Uçuşta Güçler Dengesi

Sabit bir hızda ve yükseklikte devam edebilmek için karıt güçlerin dengede olması gerekir.

İtme = Sürükleme


28/41

118

Kaldırma = Aırlık + kuyruk denge yükü

Kuyruk denge yükü aırlık merkezinin pozisyonuna balı olarak aırlık merkezinin yeri bu iki eitlii deetkileyecektir. Aırlık merkezinin ileride olması, gereken kaldırma kuvvetini arttıracak, artan kaldırma kuvvetiindükleme sürüklemesi ile gereken itme kuvvetinin artmasına neden olacaktır.

4.2.1 Sürüklemede Deişim

Belirli bir konfigürasyonda, deiik uçak kütlesi ve aırlık merkezi pozisyonlarında hız deiimi ile birliktesürükleme de değişir. (Şekil 4.2)

Şekil – 4.2

Vimd (Minimum sürükleme hızı) da toplam sürükleme minimumdur. Bu değer CL : CD max değerine eşittir.Belirli IAS’ lerde ve kütlelerde, yoğunluk, basınç ya da sıcaklık değişimi ile toplam sürükleme değişmez.Arttırılan uçak kütlesi sürüklemeyi ve Vimd ‘ i arttırır.

HÜCUM AÇISININ IAS VE KÜTLEYE GÖRE DEĞİŞİMİ

Belirli bir kütle ve ağırlık merkezi pozisyonunda IAS gereken hücum açısını belirler. Şekil 4.3 belirli bir kütle içinIAS ile birlikte hücum açısı değişimini göstermektedir.

Şekil – 4.3

Seyir esnasında, yakıt tüketimi nedeniyle ağırlık giderek azalacaktır. Bu, gereken kaldırma kuvvetinin de

azalmasına yol açar. Uçağın minimum sürüklemeyi sağlamak amacıyla uçurulduğu düşünülürse (Maksimum L :D oranı) bu, sabit bir hücum açısı tutmayı bir başka deyişle azalan kaldırma gücü ile bağlantılı olarak IAS’ yiazaltmayı gerekli kılar.


29/41

119

ELDE EDİLEBİLEN HIZ

İtme gücü sayesinde ulalabilecek maksimum hz, maksimum gücün, gereken güce eit olduu durumlardamümkündür. Maksimum hza ancak kalktaki itme gücünde ulalr, ancak bu gücün kullanm snrldr. Bir jetuça için itme gücü irtifa ile birlikte azalr. Pervaneli bir uçak içinse irtifaya bal olarak elde edilebilecek hzdeiimi motor tipi ile ilgilidir( Süper arj, Turbo arj vs.). Süper arj olmayan motorlu bir uçakta elde edilebilecekTAS irtifaya bal olarak azalr. Süper arj motorda ise elde edilebilecek TAS tam gaz yüksekliine kadar artardaha sonra azalr.

Şekil – 4.4

4.3 Tırmanma ve Alçalma Performansı

Trman performans bilgisi, pilot için önem tar; çünkü her uçuta mutlaka trman yaplr. Uçu görevlerinegöre, belirli bir tip trman performans elde etmek gerekir. Pilotun arzu edilen performans elde edebilmesi,uçak ve trman performans hakknda sahip olduu bilgiye baldr.

Trman esnasnda, irtifa arttkça uçan potansiyel enerjisi de artar. Potansiyel enerji, hatrlanaca gibi arlkile yüksekliin çarpmna eittir. Bir uçak için potansiyel enerji genel olarak kinetik enerji veya kimyasal enerji(motor tepki gücü) sarf edilerek arttrlr.

Kinetik enerjiyi potansiyel enerjiye çevirme işine ''zooming" denir. Bunun için önce uçak düz ve ufki uçuştahzlandrlr sonrada trman durumuna geçilir. Sürat düerken irtifa artar.

Kimyasal enerjinin veya tepki kuvvetinin potansiyel enerjiye dönümesi esnasnda, uçak düzenli ve devaml birtrman durumuna sahip olur. En çok kullanlan trman ekli de budur.

4.3.1 Düzenli ve Devamlı Tırmanış

Trman performansna etki eden iki faktör vardr. Pilotlarn trman süresince göz önünde bulundurmalargereken bu iki faktörden bir tanesi "tırmanı açısı', diğeri de ''tırmanı oranı” dır.

Tırmanı açısı (y) uçağın uçu yolu ile ufki düz!emi arasındaki açıdır. Maksimum tırmanı açısı kalkıtan sonrabir engeli amak için kullanılır.


30/41

120

Şekil – 3.1

Trman oran ise, trman esnasnda dakikada ft olarak kazanlan irtifadr. Dier deyimle uçan dikey hzdr.Maksimum trman orannda uçulurken trman açs, maksimum trman açsndan küçüktür fakat uçansürati daha fazladr. Bu süratle uçak daha yüksek bir trman nispetine sahip olur.

Şekil 3.1’de ise istikrar bulmu düzenli ve devaml bir trman esnasnda uçaa etki eden dört temel kuvvetgörülmektedir. Açklamalarn kolay anlalmasn salamak için, aadaki artlarn var olduunu kabul edelim:

a. Uçak sabit bir hz ile trmanmaktadr (Sabit TAS ve düz uçu yolu).

b. Açklamalar basitletirmek için thrust kuvvetinin uçu yoluna paralel etki ettiini kabul edelim.

Bu varsaymlarn kullanld durumda Newton' un birinci hareket kanunu hakimdir. Uçaa etki eden kuvvetlerindenge halinde bulunmas nedeni ile arlk merkezi etrafndaki kuvvetlerin toplam sfrdr.

Şekil – 3.2 Jet ve pervaneli uçaklar için VX

Uçan trman esnasnda dikkati çeken en önemli nokta kaldrma kuvveti ihtiyacnn arlktan küçükolmasdr. Trman açs ne kadar büyük olursa olsun denge halindeki uçuu devam ettirebilmek için Iüzumlukaldrma kuvveti ihtiyac da o kadar azalr; çünkü ekil 3.1 den anlalaca gibi arln br ksmn thrust tar;böylece arla eit bir kaldrma kuvvetine ihtiyaç kalmaz.


31/41

121

4.3.2 Tırmanış Açı Performansı

4.3.2.1 Tırmanış Açısı Eşitliği (Angle-of -Climb Equation)

Trman performans aadaki eitlik ile hesaplanr.

T-D TA-TRSin y = —— = ——

w w

Her süratte, Iüzumlu thrust’ n sürüklemeye eit olmas gerekeceinden (T -D) nin, (TA- TR) ye eit olmasgerekir. Bu nedenle belirli bir arlk için trman açs fazla thrust miktarna baldr.

4.3.2.2 Tırmanış Açısına irtifanın Etkisi (Altitude Effect Upon Angle of Climb) .

Uçak irtifa aldkça motorlarn yaratt thrust azalr. Bu hem turbo jet hem de çou pistonlu motor için dorudur.(Süper arjl pistonlu motorlar irtifadan daha az etkilenirler) TR her irtifada ayn kald kabul edilmesine ramen

irtifa arttkça temin edilebilen TA azalr. Bu durum ''fazla thrust'' miktarn küçülteceinden trman açs daküçülür. Uçak mutlak tavana çkt zaman TA = TR olur.

Bu durumun sonucu olarak uçağın tırmanış açısı 0º ye düşer. Uçakta "fazla thrust'' mevcut olmadığı içintırmanış yapamaz.

4.3.2.3 Tırmanış Açısına Ağırlığın Etkisi ( Altitude Effect Upon Angle of Climb )

Ağırlıktaki bir artış tırmanış açısı performansı üzerinde iki kat ters etki yaratır. Uçak ağırlığı arttığı zaman W veTR artmış olur. Bu, daha az "fazla thrust" ile daha fazla bir ağırlığın taşınacağı anlamına gelir. Bu durum,tırmanış açısı eşitliğinde tırmanış açısının küçülmesine sebep olur.

4.3.2.4 Tırmanış Açısına Rüzgarın Etkisi ( Wind Effect Upon Angle of Climb )

Maksimum tırmanış açısı, rüzgara bakılmaksızın maksimum " fazla thrust'' mevcut olduğu zaman elde edilir.Maksimum tırmanış açısı, bize yerde yatay olarak alınan yola karşılık, en fazla irtifa kazandırır. Bu nedenle,kalkış esnasında bir engeli aşmak için maksimum tırmanış açısı kullanılır. Karşıdan gelen rüzgar, rüzgarsızveya arkadan gelen rüzgara nazaran uçağın yerde daha az bir mesafe almasına sebep olmaktadır. Bir engeliaşmanın önemli olduğu dikkate alınması gereken bir faktördür; çünkü tırmanış açısı rüzgara bağlı olmasa bileyer mesafesi rüzgar ile değişmektedir.

4.3.2.5 En iyi Tırmanış Açısı için Hücum Açısı ( Angle of Attack for Best Angle of Climb ) :

Maksimum tırmanış açısı veya en iyi tırmanış performansına sahip olunması istendiği zaman, maksimum ''fazla

thrust'' veren süratte uçulması gerekir.

Jet motorlarının temin edilebilen Thrust’ ının (TA) verilen bir irtifada sürat ile değişmediği kabul edilir. Budurum, afterburner istisna edilirse jet uçakları için iyi bir varsayımdır. Hız arttığı zaman ileri çekici kuvvet (thrust)artar. Afterburnersız TA ise sürat ile değişip sabit kalmaktadır. Bu nedenle , afterburner dikkate alınmazsa, jetuçakları en iyi tırmanış açısını TR’nin minimum olduğu süratte elde eder; fakat tırmanış açısını gösteren önemlifaktör, fazla thrust miktarıdır. Fazla thrustın maksimum olduğu sürat afterburner kullanıldığında da minimumlüzumlu thrust süratinden daha yüksektir.

Bu nedenle, afterburner'li bir uçağın bir engeli aşabilmesi için gerekli olan hızı minimum gerekli thrust süratindendaha yüksek olur. Afterburner'siz bir uçağın azami tırmanış açısını veren (L/D) max durumunda uçabilmesi için,minimum sürükleme süratinde uçması gerekir. Lüzumlu thrust eğrisinin minimum noktası (L/D) max durumuveren hücum açısına karşılık geldiğinde, afterburner'siz bir uçağı tam gaz verilmiş durumda, minimum

sürükleme ile tırmandığı zaman, ufka göre en büyük açı ile tırmanış yapıyor demektir.

Pervaneli uçaklarda, tırmanış açısı performansını belirtmek için pervaneli uçaklar için hazırlanmış olan teminedilebilen thrust ve gerekli thrust eğrilerinin incelenmesi gerekir. Lüzumlu thrust eğrisi uçağın sürüklemeeğrisinden başka bir şey değildir; fakat pervaneli uçakların Iüzumlu thrust eğrisi, jet uçaklarının ''TA'' eğrilerinden


32/41

122

oldukça büyük fark!ar arz eder. Pervaneli uçakların hızları arttığı zaman, pervanenin vermiş olduğu thrustkuvveti azalır. Buna karşılık jet ve pervaneli uçakların sürükleme eğrileri birbirine benzeyebilir; bu durumda tekfark motorlardan kaynaklanan sürüklemedir. Pervaneli uçakların maksimum “fazla thrust” elde edebildiği sürat jet uçaklarında maksimum fazla thrust süratinden düşüktür. Pervaneli uçakların en iyi tırmanış açısına sahipolduğu zamanki hücum açısı (L/D) max hücum açısından büyüktür.

Pervaneli uçakların en iyi tırmanış açısına sahip olduğu durumdaki hücum açısının değeri hemen hemen hücumaçısına yakındır, Bu nedenle, kalkış sürati ile tırmanış yapması gerekir; oysaki jet uçaklarının (afterburnersiz)

(L/D) oranının maksimum olduğu hücum açısını veren sürate kadar hızlanması gerekir. Bu hızlanma ise jetuçağı maksimum tırmanış açısı ile tırmansa bile belirli bir engeli aşamayabilir. Bu durumda jet uçağı dahayüksek bir hücum açısı ile ve daha düşük bir süratle tırmanış yapabilir. Bu uçağın maksimum tırmanış açısıdeğildir, fakat uçak hızlanırken mesafe kaybı yoktur. Tırmanış açısı ve tırmanış sürati daha küçük olmasınarağmen daha önce tırmanış durumuna geçildiği için bahsedilen engelin aşılması mümkün olabilir.

4.3.3 Tırmanış Oranı

4.3.3.1 Tırmanış Oranı Eşitliği ( Rate of Climb Equation )

Tırmanış oranı uçağın dikey hızından başka bir şey değildir. Uçağın hızını vektörlerin meydana getirdiği üçgeninhipotenüsü temsil etmektedir. Yatay hız vektörü, rüzgarsız yer sürati olarak kabul edilebilir. Bu durumda dikey

hızı gösteren vektör de uçağın “tırmanış oranı" olur. Uçuş yolu hızı ile yatay hız arasındaki açı tırmanış açısıdır:böylece tırmanış nispeti eşitliği aşağıdaki şekilde yazılabilir:

Şekil – 3.3

Tırmanış oranı = Vsinx

Temin edilen beygir gücü = TV

Gerekli beygir gücü = DV

T - D

Sinx = ---------

W

V ( T – D ) TV - DV

Tırmanış oranı = Vsinx

= ----------------- = ---------------

W W

4.3.3.2 Tırmanış Oranına irtifanın Etkisi (Altitude Effect Upon Rate of Climb)

Tırmanış açısı performansında olduğu gibi irtifa artışı tırmanış oranı performansını azaltır; çünkü irtifa motorperformansını etkiler. Mutlak tavanda uçan bir uçağın tırmanış oranı sıfır olur. Bu irtifada “fazla beygir gücü''kalmamıştır. Yani HPA = HPR olmuştur. Uçakların 100 ft / dak’Iık bir tırmanış oranını muhafaza edebildikleri birirtifa vardır ve bu irtifaya “servis tavanı'' ismi verilir.


33/41

123

Şekil - 3.4 Sürate bağlı olarak Tırmanış oranının değişimi

4.3.3.3 Tırmanış Oranına Ağırlığın Etkisi (Weight Effect Upon Rate of Climb)

Trman açsnda olduu gibi, arlktaki bir art, trman oran performans üzerinde de iki kat ters etki yaratr.Uçan arl artt zaman, Iüzumlu beygir gücü de artar. Bu nedenle ''fazla beygir gücü” miktarndaki azalmave arlktaki art trman orann azaltr. Uçu devamnca yakt harcanarak uçak arl hafifledikçeperformans da dikkati çekecek ekilde deiir. Hzlardaki farklar, temin edilebilen beygir gücündekideiikliklerden kaynaklanmaktadr.

T (Ibs) x (knots)

HPA = -------------------------

325

Jet motorlar tarafndan yaratlan thrustn uçan her süratinde sabit kald kabul edildiinden jet motorlar için

HPA düz bir hat halinde kalr; halbuki pervaneli uçaklarda sürat arttkça thrust azalr. Bu nedenle HPA bir erihat halinde görülür.

Şekil – 3.5 Jet ve pervaneli tırmanış oranları için Sürat


34/41

124

4.3.3.4 Tırmanış Oranına Rüzgarın Etkisi (Wind Effect Upon Rate of Climb)

Yatay ve dikey hızlar hava kütlesi içinde bulunduundan (TAS) uçaın tırmanı oranı rüzgardan etkilenmez.

4.3.3.5 Maksimum Tırmanış Oranı Hücum Açısı (Angle of Attack for Maximum Rate of Climb)

Pervaneli ve jet uçaklarında ''fazla beygir gücü'' (HPA - HPR) deiik süratlerde maksimum deere ulaır.Pervane uçaklarda, maksimum tırmanı oranı (L/D) max süratine yakın süratlerde elde edilir. Jet uçakları ise,daha küçük hücum açısında ve daha yüksek süratte maksimum tırmanı oranını elde eder. Genel olarak, ''fazlagüç'' maksimum tırmanı oranı salar.

4.3.3.6 Tırmanışta Stol Sürati (Climbing Flight Stalling Speed)

Stol sürati, kanatların yarattıı kaldırma kuvveti miktarına balı olarak deieceinden, teorik olarak tırmanıyapan bir uçaın stol sürati tırmanı oranına göre azalacaktır. Bir uçaın kaldırma kuvveti ihtiyacı azaldıızaman, stol sürati de azalacaktır. Tırmanış esnasında "kaldırma kuvveti, uçak ağırlığına eşit olmadığından,kaldırma kuvveti, ağırlığın dikey vektörüne eşit olacaktır, yani;

L = W cosy = nw

Bu nedenle teorik olarak stall sürati eşitliği aşağıdaki formülle ifade edilir;

Böylece stol eşitliği, her tırmanış açısında ve her uçuş şartında uygulanabilecek bir durum kazanır. Şayet uçak90o’lik bir açı ile tırmanış yapıyorsa Cos 90 = 0 olacağından, perdövites sürati VS = 0 olur; çünkü uçak dikeydurumda iken, herhangi bir kaldırma gücü gerekmeyecektir. Bu sebeple aerodinamik olarak uçak dikey uçuştaiken stol olmaz.

4.4 Mesafe En Fazla Havada Kalma

Menzil, maksimum yakıtla katedilebilen mesafedir. Mil / kg eşitliğine spesifik menzil adı verilir. Bir jet uçağı içinyakıt akışı motor itme gücünün bir fonksiyonu iken, pervaneli bir uçak için motor gücünün fonksiyonudur. Ancakher iki durumda da yakıt akışı, spesifik yakıt sarfiyatı ile ilgilidir. (sfc)

Sfc = Her itme gücü birimi için yakıt akışı (jet) veya

= Her güç birimi için yakıt akışı (pervaneli) anlamına gelir.

TAS

Spesifik menzil = ——

(jetler için) sfc x itme gücü

TAS


(pervaneli için) sfc x güç

Düz ve ufki uçuta T = D ve Elde edilen güç = Gereken güç olduundan ;

TAS


(jetler için) sfc x D


35/41

125

TAS

Spesifik menzil = —―—

(pervaneli için) sfc x gereken güç olur.

Maksimum menzil yakıt tüketimi ile ters orantılı olup V / D veya V / P ‘ nin maksimum olmasıyla mümkündür.Elbette bu iki durumun aynı anda gerçekleşmesi gerekmez. V / D veya V / P oranları hıza göre değişir.

4.4.1 En İyi Menzil Hızı

Motor etkinliğindeki değişimler gözardı edilmek koşuluyla, maksimum menzili veren hızdır. Bu hız jetler için 1.32Vimd, pervaneli uçaklar için ise Vimd’dir. Elde edilen hızlar mümkün olan maksimum menzil hızları olup, tavsiyeedilen hızlar bunlardan daha hızlı olabilir. Bunun sebebi ;

Şekil – 4.5

• Vimd’ de hız stabilitesi zayıftır.

• Optimum değerlerden daha yüksek hızlar ilk etapta ciddi bir menzil kaybına sebep olmazlar.

4.4.2 En İyi Menzil Hızına Rüzgarın Etkisi

Baş rüzgarında, en iyi menzili verecek hız artar; kuyruk rüzgarında ise azalır. Yine de rüzgar çok güçlüolmadıkça hız değişimleri çok küçüktür.

4.4.3 Motor SFC ‘ si (Spesifik Yakıt Sarfiyatı)

Belirli bir V / D yada V / P ‘de menzil SFC’ ye bağlıdır. SFC, jet motoru için irtifa ve RPM’ ye göre değişir. (Yüksek irtifada ve ayarlanmış RPM’de en düşük değerdedir.) Turboprop uçaklarda da benzer bir mantıkyürütmek mümkündür ancak piston motorlu uçaklarda SFC, RPM ile manifold basıncının kombinasyonunabağlıdır. stenen gücü veren en düşük RPM ve en yüksek manifold basıncında, SFC de en düşük değerindedir.Ayrıca irtifa artışıyla birlikte SFC azalır.

4.4.4 Menzili Etkileyen Faktörler

a. Uçak Kütlesi: Artan kütle, hem gereken gücü hem de sürüklemeyi arttırır. Bu durum daha yüksek bir itmekuvveti gerektirdiğinden yakıt akışını arttırır ve menzili azaltır. Artan indükleme sürüklemesi ile profil sürüklemesitoplam sürükleme miktarını arttırır. Toplam sürüklemedeki indükleme oranı hıza göre değişiklik gösterir. Vmd’ deindükleme sürüklemesinin toplamdaki yeri % 50 iken, 1.32 Vmd’ de % 25 olur. Vmd’ de uçan bir uçağın kütlesi

% 10 arttırıldığında, IAS ve TAS’ da % 5’ lik bir artma, gereken güçte % 15’ lik bir artma, yakıt akışında % 15’ likbir artma ve spesifik menzilde % 9’ luk bir azalma meydana gelir.


36/41

126

V 1.05 V 1

Spesifik menzil (SR) = —― x ―— = —— —―

F 1.15 F 1.09

1.32 Vmd’ de uçan bir jet uçağında artan % 10’ luk bir kütle, hızda % 5’ lik bir artma, itme gücü ve yakıtakışında artma ve spesifik menzilde % 5 ‘ lik bir azalma ile sonuçlanır.

b. İrtifa: Jetlerde irtifanın artması optimum irtifaya kadar menzili arttırır, daha sonrasında ise azaltmayabaşlar. Menzilin artmasının iki ana sebebi vardır :

1) Optimum IAS’ de artan TAS2) SFC’ nin azalmasıyla birlikte artan motor etkinliği

Optimum irtifanın üzerinde sıkışma etkisi sürüklemeyi arttırarak spesifik menzili azaltır. Menzili etkileyenoptimum irtifa, ağırlığın azalmasına bağlı olarak artar. Jetler bu prensibi kullanarak maksimum menzili eldeedebilmek için mümkün olduğu ölçüde tırmanabilirler. Bu yöntem, sivil uçaklar için uygulanması pratikte çokmümkün olmasa da yine de bir avantajdır.

Şekil – 4.6

Pervaneli uçaklarda irtifanın menzile etkisi, artan irtifaya bağlı olarak gereken gücünde artması dolayısı ile azdır.

Menzili etkileyen tek faktör SFC’ deki irtifaya bağlı değişikliklerdir ki, bu da motor gücüne bağlıdır.

c. Sıcaklık: Sıcaklığın menzile etkisi görece olarak çok küçüktür. Sıcaklığın artması TAS’ ı arttırır fakat motoretkinliğini azaltır.

d. Rüzgar: Baş rüzgarı yer mesafesini azaltır. Kuyruk rüzgarı ise arttırır. Optimum irtifada uçmak her zamanen ideal rüzgarı sağlamaz. Bu nedenle, optimum irtifadan yapılan irtifa değişikliklerinde karşılaşılacak rüzgarlarıbilebilmek için rüzgar verilerinden yararlanılır.

4.4.5 Faydalı Yük – Menzil Diyagramı

Belirli bir menzil elde edebilmek için taşınabilecek faydalı yük miktarı genellikle “faydalı yük – menzil”

diyagramında gösterilir.

A noktası izin verilen maksimum faydalı yük noktasıdır. Bu nokta “ maksimum yakıtsız ağırlık” ya da “ kargo veoturma bölümleri kapasitesi” ile sınırlanmıştır. Bu yük, yakıt miktarının “maksimum izin verilen kalkış ağırlığı” naulaşana dek (B noktası) arttırılması ile taşınabilir. Bu noktada yakıt tankları tam dolu değildir. Menzilin


37/41

127

arttrlabilmesi için, tanan faydal yük miktar azaltlmak artyla tanan yük miktar arttrlabilir. C noktasndaise depolar doludur ve menzili sadece uçak arln azaltmak suretiyle arttrmak mümkündür.

Şekil – 4.7 Faydalı Yük – Menzil Diyagramı

4.4.6 Havada Kalış

Havada kal, uçan maksimum yaktla uçabilecei süredir. Yakt aknn en düük düzeyde tutulmas havadakaln en yüksek düzeyde olmasn salar. Yakt ak jetlerde itme gücüne, pervaneli uçaklarda güce baldr.Gerekli güç ve sürükleme en az olduunda itme ve güçte en az deerindedir. Böyle bir durumda hzlar ise jetlerde Vimd, pervaneli uçaklarda Vimp olarak adlandrlr. Bu hzlar teorik olarak,optimum olarak kabul edilsede, pratikte stabilite açsndan daha yüksek hzlar tavsiye edilir.

4.4.6.1 Havada Kalışı Etkileyen Faktörle

a) Kütle: Kütlenin artmas, gereken güç ve sürüklemenin artmasna ve artan yakt ak nedeniyle havadakaln azalmasna neden olur.

b) İrtifa: Vimd’ deki bir jet için, artan irtifa sürüklemeyi etkilemez fakat daha uzun bir havada kal temineder. Çok yüksek irtifada ise skma dolaysyla sürükleme ve yakt ak arttndan havada kal azalr.Vimp’deki bir pervaneli uçakta ise artan irtifa, gereken güç ihtiyacn arttrarak havada kal bir miktar azaltsa dabu etki çokta önemsenmeyebilir.

c) Sıcaklık: Jetlerde scaklk deiimleri Vimd ’ de sürüklemeyi etkilemez. Bu deiimler daha çok SFC’ dedeiimler yaratarak havada kal etkiler. (Artan scaklk, SFC’ nin artmasna neden olur)

Pervaneli uçaklarda yüksek scaklk Vimp’de gereken gücü arttracandan yakt akn arttrarak havada kalazaltr.


38/41

128

Şekil – 4.8 Jet Uçağı yakıt akışı -İrtifa

4.5 Süzülüş Performansı

Pervaneli veya jet motorlu uçak uçuşunu devam ettirebilmek için mutlaka mekanik bir motora ihtiyaç duyar.Bununla beraber, uçu esnasnda her zaman bir tam motor arzas meydana gelebilir; fakat motor arzasmeydana geldiinde uçak aniden gökyüzünden yere doru dümeyecektir. Motoru duran bir uçak alçalmadurumuna geçecektir. Bu nedenle, motor arzas ile veya motor durmas ile karlat zaman, pilot derhaluçan ''güçsüz süzülü uçuu'' ile ilgili performans bilgisini kullanarak doru ve hzla karar vermelidir.

Pilotun göz önünde bulundurmas gereken süzülü performans ile ilgili faktörler, genel olarak u ekildesralanabilir; Uçak ne kadar uzaa süzülebilir? Uçak ne kadar havada kalacaktr? Çökme oran ne olacaktr?Uçulan uçak tipi durmu motor ile baarl bir ini yapabilir mi? Bu sorular, motor durur durmaz pilotun hemencevaplandrmas gereken sorulardan bazlardr. Bu bölümde, süzülü performans ile ilgili temel konularaçklanacaktr; fakat uçak tiplerine özgü geni bilgiler her uçan uçu el kitabnda bulunmaktadr. Pilot elkitabndaki bu bilgilerin anlalabilmesi için pilotun süzülü aerodinamiini çok iyi anlamas gerekir.

Alçalma uçuşu ile ilgili iki terim kullanılır. Bunlardan birisi ''süzülüş" diğeri ise ''dalış'' (pike)’ tır. Her iki terimarasındaki farkı kesin olarak belirtecek bir faktör bulunmamakla beraber, genel olarak alçalış açısı küçük olduğuzaman süzülüş, dik olduğu zaman veya büyük açılar ile alçalış yapıldığı zaman dalış yapıldığı söylenir.

Gerek süzülüş ve gerekse dalış hem motor gücü ile hem de motor gücü olmadan yapılabilir. Motor gücü mevcut

olarak süzülüş, normal şartlar altında her uçuşta yapılır; fakat motor gücü olmadan yapılan süzülüşler genelolarak emercensi durumlarda yapılır. Bu bölümün konusunu motor gücü olmadan yapılan alçalmalar teşkiledecektir.

4.5.1 Süzülüş Eşitlikleri

Doğal olarak motor gücü olmadan yapılan süzülüşlerde, thrust da mevcut değildir.

Denge şartlarının elde edilmesi için, sürükleme kuvvetinin mutlaka ağırlığın bir bileşeni ile karşılanması gerekir.Uçaklar motor gücü olmadan da düz bir alçalma yolu takip ederek, sabit bir hız ile uçabilir. Denge durumu eldeedilebilir ve ağırlık merkezi (CG) etrafındaki kuvvetlerin toplamı sıfır olur. Ağırlık vektörü iki bileşene (vektöre)ayrılmıştır; birisi uçuş yoluna paralel diğeri ise dikey durumdadır.


39/41

129

4.5.2 Minimum Süzülü Açs

Bir süzülüş esnasında, pilotun göz önünde tutacağı en önemli nokta "maksimum süzülüş oranını" nasıl eldeedeceğidir. Maksimum süzülüş oranı, en az irtifa kaybı ile en uzak noktaya süzülebilmektir. Eğer uçulmakta olanuçak tipi, durmuş motor ile iniş yapabilmeye imkan veriyorsa; pilot, durmuş motor ile iniş yaklaşması yapmakiçin yeterli bir irtifa ile seçilmiş bir iniş sahasına doğru süzülebilir. Eğer pilot iniş sahası üzerinde iken irtifayetersizse, kaybedilen irtifayı tekrar kazanabilmek için artık yapabileceği hiçbir şey yoktur.

Süzülüş esnasındaki yatay mesafenin, dikey mesafeye oranı "süzülüş oranı'' dır. Motor durması halinde, pilotunmaksimum süzülüş oranı elde edecek bir uçuş yolu seçmesi gerekir.

Maksimum süzülüş oranı elde edebilmek için yapılması gereken işlemlerin anlaşılmasında aşağıdaki örneklerfaydalı olacaktır.

Bir uçağın 5,000 feet irtifada uçarken motorun durduğunu kabul edelim. Uçağın. sadece 900

dalış ile bir uçuşhattını muhafaza edebileceğini farz edersek, uçak sadece 5000 feet yol katetmiş olur. Bu uçak yatay mesafekatedemez. Eğer bu uçak dikey dalış yapacağı yerde, ufka paralel olarak uçuşa devam edebilseydi sonsuzmesafe katedebilirdi. Pek tabi bu imkansızdır fakat ne kadar küçük bir açı ile süzülüş yapılırsa o kadar uzun biryatay mesafe katedeceği bir gerçektir.

4.5.2.1 Süzülüş Açısı Eşitliği (Glide Angle Equation)

Minimum süzülüş açısı ve maksimum yatay mesafe veren hız, aynı zamanda (L/D) max hücum açısı ile uçmayısağlayan hızdır.

Durmuş motor ile yapılan süzülüşte, performansa yalnız aerodinamik kuvvetler arasındaki bağıntı etki eder.Doğal olarak, yakıt sarfiyatı ve motor gücü gibi faktörlerin uçağın süzülüş performansı ile hiçbir bağlantısı yoktur.Bu nedenle, hem jet hem de pervaneli uçakların (L/D) max hücum açısı ile süzülüş yapmaları yapılan süzülüşünperformansını değiştirmez.

4.5.2.2 Süzülüş Oranı (Glide Ratio)

Uçağın (L/D) max oranı 11/ 1 ise her bir (1 ) Iibre sürükleme için on bir (11 ) Iibre'lik bir kaldırma kuvveti üretilir.Bu nedenle vektör üçgeninde yatay mesafe 11 olduğu zaman, dikey mesafe de 1 olur. Bu durum uçağın durmuşmotor ile her 1 mil irtifa için, 11 mil yatay mesafe süzülüş yapabileceğini gösterir. Aynı zamanda uçak, her bir (1)knot dikey hız için on bir (11) knot yatay hıza sahiptir. Bu oranlar, uçağın (L/D) max değeri ile orantılıdır.

4.5.2.3 Süzülüş Performansına Ağırlığın Etkisi (Weight Effect Upon Gliding Performance)

Uçağın süzülüş mesafesini L/D oranı gösterdiği için uçak ağırlığının süzülüş mesafesine hiçbir etkisi olmaz.Daha önce de belirtildiği gibi, süzülüş oranı yalnız uçağa etki eden aerodinamik kuvvetlere bağlıdır. Ağırlığın teketkisi ise, uçağın süzülüş hızını değiştirmesidir.

4.5.3 Süzülüş Performansına Rüzgarın Etkisi

Atmosferik rüzgarlar, süzülüş performansını önemli ölçüde etkiler, örneğin 100 knot süratte esen bir rüzgarakarşı, 100 knot sürat ile yapılan süzülüşte süzülüş sürati artırılmadığı müddetçe yer sürati sıfır olur.

Zamanımızın modern jet uçakları yüksek kanat yüküne, alçak L/D oranına ve alçak süzülüş oranına sahiptir.Beşe veya altıya bir süzülüş oranı, rastlamayan bir süzülüş oranı değildir. Bu derece alçak süzülüş oranınasahip uçakların çökme oranı da 4000 ft/ dak.'ya yaklaşır. Bu karakteristikteki uçakların durmuş motor ile iniş!erigerçekten çok zordur. Süzülüş yapan ok şekilli bir kanadın hücum açısı arttırıldığında alçalış oranını önemliölçüde azalttığı söylenemez. Toplama anında çöküş oranı bir an için azaltılabilir, fakat bunu derhal çöküşoranındaki önemli bir artış takip edecektir.

Eğer toplama kusursuz yapılmazsa, durmuş motorla iniş başarısızlıkla sonuçlanacaktır. Bu nedenle, bu tip

uçakların motor durmasında bir tek çözüm yolu vardır; o da yeteri kadar irtifa varsa motoru tekrar çalıştırmayateşebbüs etmek, aksi halde atlamaktır.


40/41

130

4.6 Uçuta Kötü Koullar

4.6.1 Islak Meydanlara İniş

1. Uçuş emniyeti bakımından, uçakların iniş ve kalkışlarda karşılaşacakları pist durumlarının önemi çokbüyüktür. Havacılık yönünden pist üzerindeki faktörler 3 gruba ayrılır:

a. Pist üzerinde tespit edilen su birikintileri

b. Pist üzerinde tespit edilen kar kalnlğc. Pist üzerinde tespit edilen buz kalnlğ

2. Uçaklarn frenleme kabiliyetleri pist üzerindeki faktörlerden dolay etkilenmektedir. Pist üzerinde yaplanölçümlerden sonra elde edilen frenleme değerleri u ekilde ifade edilir.

a. zayf frenlemeb. orta/zayf frenlemec. orta frenlemed. orta/iyi frenlemee. iyi frenleme

3. Uçu yerde planlama ile baladğndan, pilotlar gidecekleri meydann meteorolojisini incelemeli, yağmur

veya kardan dolay notam olup olmadğ öğrenmelidir.(Bu srada 8 Rakam Snowtam açlmndanfaydalanabiliriz.)

8 RAKAM SNOWTAM AÇILIMI

1-2 3-4 5-6 7-8

1 VE 2 PST KONUMLARI 3 PST ÜSTÜ BRKNT 4 PST KAPLAMA ORANI

01 36 K PST VARSA SOL PST 0 TEMZ VE KURU 1 %10’DAN AZ

51 86 –50 SAĞ PİSTİ 1 ISLAK 2 %11-25 ARASI

88 TÜM PİSTLER 2 PARÇALI SU BİRİKİNTİSİ 3 %26-50 ARASI

99 YENİ BİR SNOWTAM YOK 3 ÇİĞ YADA KIRAĞI 4 %51-100 ARASI

BİR ÖNCEKİ GEÇERLİ 4 KURU KAR

5 ISLAK KAR

6 SLUSH

7 BUZ

8 SIKIŞMIŞ KAR

9 DONMUŞ KAR

10 TEMİZLİK NEDENİ İLE BELİRTİLMEMİŞ

5-6 BİRİKİNTİNİN DERİNLİĞİ 7-8 FRENLEME KODU 00-1 mm’den az 92 10cm KOD KATSAYI ANLAMI

01-1 mm 93 15cm 91 01-25 ZAYIF

02-2 mm 94 20cm 92 26-29 ORTA-ZAYIF

10-10 mm 95 25cm 93 30-35 ORTA

90-90 mm 96 30cm 94 36-39 İYİ-ORTA

ÖLÇÜM YAPILMAMIŞ 97 35cm 95 40 ve üzeri İYİ

98 40cm 99 GÜVENİLMEZ100 ÖLÇÜLMEMİŞ


41/41

- Islak meydanlara inişte, durma mesafesi normalin %115’i kadar artar. (JAR-OPS 1.520) (Uçakların FlightOperation Manuel’larından durma mesafeleri temin edilebilir.)

- Durma mesafesi artacağından son yaklaşma düşük süratle (imkan varsa full flap) yapılmalı.

- Treshold’u geçerek teker koyacak şekilde planlama yapılmalı.

- Stall süratine yakın (5-10 Knot kadar üzerinde), üç nokta inişi planlanmalı.

- Fren ve reverse kesinlikle kullanılmamalıdır. Sürat iyice düştükten sonra frenleme yapılmalıdır.

- Islak meydanlarda karşılaştığımız diğer bir etkense SU YASTIĞI (hydroplaning) dır.

uçus performansi planlama

Documents